结构疲劳破坏与失效断裂分析

结构疲劳破坏与失效断裂分析

结构疲劳断裂是金属构件断裂的主要形式之一，在金属构件疲劳断裂失效分析基础上形成和发展了疲劳学科。自从W?hler的经典疲劳著作发表以来，人们充分地研究了不同材料在各种不同载荷和环境条件下试验时的疲劳性能。尽管大多数工程技术人员和设计人员已经注意到疲劳问题，而且已积累了大量的实验数据，目前仍然有许多设备和机器发生疲劳断裂。

疲劳设计现在已从无限寿命设计发展到有限寿命设计。零件、构件和设备的寿命估算，已成为疲劳强度的一个重要组成部分。疲劳已从一个古老的概念发展成为材料科学、力学和工程设计相结合的一门新兴学科——疲劳强度。

分析方案

应用案例

适用的相关软件

1. 疲劳断裂失效的一般特征：

①疲劳断裂的突发性；

②疲劳断裂应力很低；

③疲劳断裂是一个损伤积累的过程；

④疲劳断裂对材料缺陷的敏感性；

⑤疲劳断裂对腐蚀介质的敏感性。

2.属疲劳断口宏观形貌：疲劳核心、疲劳源区、疲劳裂纹的选择发展区、裂纹的快速扩展区及瞬时断裂区。

①疲劳源区：断口表面磨损而又光亮和细晶的表面结构，位于放射源的中心或贝纹线的曲率中心。主要受到应力状态和载荷种类的影响；

②疲劳裂纹扩展区：可以有贝纹线也可以没有。

3.疲劳断口宏观形貌的基本特征：

①疲劳弧线是疲劳断口宏观形貌的基本特征。它是以疲劳源为中心，与裂纹扩展方向相垂直的呈半圆形或扇形的弧形线，又称贝纹线或海滩花样。

②疲劳台阶为疲劳断口上另一基本特征。一次疲劳台阶出现在疲劳源区，二次台阶出现在疲劳裂纹的扩展区，它指明了疲劳裂纹的扩展方向，并与疲劳弧线相垂直，呈辐射状。

③疲劳断口上的光亮区也是疲劳断裂宏观断口形貌的基本特征。

4.拉压疲劳断裂：疲劳核心多源于表面而不是内部，这一点与静载荷拉伸断裂时不同。

弯曲疲劳断裂：单向弯曲疲劳（疲劳核心一般发生在受拉侧的表面上。疲劳核心一般为一个，断口上可以看到呈同心圆状的贝纹线，且呈凸向）、双向弯曲疲劳及旋转弯曲疲劳。

扭转疲劳断裂：正向断裂、切向断裂、混合断裂

5.疲劳断口的微观形貌特征：疲劳条痕、疲劳条带、疲劳辉纹。塑性疲劳辉纹是具有一定间距，垂直于裂纹扩展方向，明暗相交且互相平行的条状花样；脆性疲劳纹形态较复杂，呈羽毛状的脆性疲劳辉纹花样。

疲劳辉纹的特征：

①疲劳辉纹的间距在裂纹扩展初期较小，而后逐渐变大。

②疲劳辉纹的形状多为向前凸出的弧形条痕。

③疲劳辉纹的排列方向取决于各段疲劳裂纹的扩展方向。

④面心立方结构材料比体心立方结构易于形成疲劳辉纹，平面应变状态比平面应力状态易形成疲劳辉纹，一般应力太小时观察不到疲劳辉纹。

⑤并非在所有的疲劳断口上都能观察到疲劳辉纹，疲劳辉纹的产生与否取决于材料性质、载荷条件及环境因素等多方面的影响。

⑥疲劳辉纹在常温下往往是穿晶的，而在高温下也可以出现沿晶的辉纹。

⑦疲劳辉纹有延性和脆性两种类型。

疲劳辉纹不是贝纹线

6.机械疲劳断裂：

①高周疲劳断裂微观特征：细小的疲劳辉纹；宏观特征：多数情况下。零件光滑表面上发生高周疲劳断裂断口上只有一个或有限个疲劳源。

②低周疲劳断裂微观特征：粗大的疲劳辉纹或粗大的疲劳辉纹与微孔花样；宏观断口上存在多疲劳源是低周疲劳断裂的特征之一。

7.振动疲劳断裂共振疲劳断裂是机械设备振动疲劳断裂的主要形式，除此之外尚有颤振疲劳和喘振疲劳。

8.接触疲劳：一般认为接触疲劳可分为在材料表面或表层形成疲劳裂纹和裂纹扩展两个阶段。

宏观特征：接触面上的麻点、凹坑和局部剥落；微观特征：裂纹源处有明显的疲劳台阶，因摩擦形成的扭曲形态。

9.腐蚀疲劳断裂的断口特征：①脆性断裂，断口附近无塑变。②微观断口可见疲劳辉纹，但由于腐蚀介质的作用而模糊不清；二次裂纹较多并具有泥状花样。③属于多源疲劳，裂纹的走向可以是穿晶型的也可能是沿晶型的，以穿晶裂纹比较常见。④断口上的腐蚀产物与环境中的腐蚀介质相一致。

10. 热疲劳破坏特征：

①典型的表面疲劳裂纹呈龟裂状；根据热应力方向，也可以近似形成相互平行的多裂纹形态。

②裂纹走向可以是沿晶型的，也可以是穿晶型的；一般裂纹端部较尖锐，裂纹内有或充满氧化物。

③宏观断口呈深灰色，并为氧化物覆盖。

④由于热蚀作用，微观断口上的疲劳辉纹粗大，有时尚有韧窝状花样相对应。

⑤裂纹源于表面，裂纹扩展深度与应力、时间及温差变化相对应。

⑥疲劳裂纹为多源。

齿轮疲劳点蚀的特征及案例分析

齿轮疲劳点蚀的特征及相应案例分析 1 疲劳点蚀的定义及特征 点蚀又称接触疲劳磨损，是润滑良好的闭式传动的常见失效形式之一。齿轮在啮合过程中，相互接触的齿面受到周期性变化的接触应力的作用。若齿面接触应力超出材料的接触疲劳极限时，在载荷的多次重复作用下，齿面会产生细微的疲劳裂纹；封闭在裂纹中的润滑油的挤压作用使裂纹扩大，最后导致表层小片状剥落而形成麻点，这种疲劳磨损现象，齿轮传动中称为点蚀。节线靠近齿根的部位最先产生点蚀。润滑油的粘度对点蚀的扩展影响很大，点蚀将影响传动的平稳性并产生冲击、振动和噪音，引起传动失效。 点蚀又分为收敛性点蚀和扩展性点蚀。收敛性点蚀指新齿轮在短期工作后出现点蚀痕迹，继续工作后不再发展或反而消失的点蚀现象。收敛性点蚀只发生在软齿面上，一般对齿轮工作影响不大。扩展性点蚀指随着工作时间的延长而继续扩展的点蚀现象，常在软齿面轮齿经跑合后，接触应力高于接触疲劳极限时发生。硬齿面齿轮由于材料的脆性，凹坑边缘不易被碾平，而是继续碎裂成为大凹坑，所以只发生扩展性点蚀。严重的扩展性点蚀能使齿轮在很短的时间内报废[1]。 2 疲劳点蚀的实例 某重型车辆侧减速器主动齿轮发生了早期失效，失效齿轮与行星转向机相连，将全车动力传递到行动部分，是全车受载最大的齿轮，始终在大载荷、高转速、多冲击的复杂苛刻环境下工作。齿设计上采用整编为齿轮，传动比为5.9，润滑方式为油池飞溅润滑。实效齿轮材料为18Cr2Ni4W A钢。采用渗碳+淬火+低温回火热处理工艺。 失效齿轮发生严重的接触疲劳失效，使用寿命未达到规定时间。采用断口分析、金相分析、硬度测试及有限元接触应力分析等方法对齿轮进行失效分析，查找该齿轮实效的原因（由于篇幅有限以及结合自身知识面，仅列举出端口分析和金相分析两项结果）。 2.1 断口分析 通过对失效齿轮宏观观察发现．在啮合受力齿面的节线附近靠近齿根一侧，沿齿宽方向分布许多

飞机结构疲劳强度与断裂分析

飞机结构疲劳强度与断裂分析 院系：北方科技学院 专业：自动化 姓名：潘星宇 学号：B04130219

一、疲劳的基本概念 （一）、疲劳破坏的特征 1、在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还小的情况下，破坏就可以发生。 2、疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交变应力多次循环之后才突然发生。 3、疲劳破坏时没有明显的塑性变形。即使塑性较好的材料，破坏时也象脆性材料那样，只有很小的塑性变形。因此，疲劳破坏事前不易察觉。 4、疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另一个是比较糙的区域，叫做瞬时断裂区。此区域内没有疲劳线。 （二）、疲劳破坏的原因 疲劳破坏的原因 内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷 外因：构件要承受有交变载荷（或交变应力） 在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源），在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面发生突然断裂。 二、飞机结构承受的交变载荷 （一）、飞机结构承受的疲劳载荷 1.机动载荷 它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞机承受的气动交变载荷。机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。 2.突风载荷 它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。 3.地－空－地循环载荷 飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承受向上的弯矩。这种起落一次交变一次的载荷，称为地－空－地循环载荷。这是一种时间长、幅值大的载荷。 4.着陆撞击载荷 它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机上的重复载荷。 5.地面滑行载荷 它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。 6.座舱增压载荷 这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。 在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆撞击载荷和地面滑行载荷。（二）、交变应力 在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将是周期性变化的“交变应力”。 当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化的情况。由图2可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。这两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。

材料失效分析

材料失效分析 ——金属的疲劳破坏 1.1材料失效简介 材料失效分析在工程上正得到日益广泛的应用和普遍的重视。失效分析对改进产品设计、选材等提供依据，并可防止或减少断裂事故的发生；可以提高机械产品的信誉，并能起到技术反馈作用，明显提高经济效益。大力开展失效分析研究，无论对工业、民生、科技发展，都具有极其重要的作用。 所谓失效——主要指机械构件由于尺寸、形状或材料的组织与性能发生变化而引起的机械构件不能完满地完成指定的功能。亦可称为故障或事故。一个机械零部件被认为是失效，应根据是否具有以下三个条件中的一个为判据： （1）零件完全破坏，不能工作； （2）严重损伤，继续工作不安全； （3）虽能暂时安全工作，但已不能满意完成指定任务。 上述情况的任何一种发生，都认为零件已经失效。 机械零部件最常见的失效形式有以下几种： 1.断裂失效：通常包括塑性（韧性）断裂失效；低应力脆性断裂失效；疲劳断裂失效； 蠕变断裂失效；应力腐蚀断裂失效。 2.表面损伤失效：通常包括磨损失效；腐蚀失效；表面疲劳失效 3.变形失效：包括塑性变形失效；弹性变形失效,同一种零件可有几种不同失效形式。一个零件失效，总是由一种形式起主导作用，很少以两种形式主导失效的。但它们可以组合为更复杂的失效形式，例如腐蚀磨损、腐蚀疲劳等。 2.1疲劳破坏 飞机、船舶、汽车、动力机械、工程机械 、冶金、石油等机械以及铁路桥梁等的主要零件和构件，大多在循环变化的载荷下工作，疲劳是其主要的失效形式。 金属疲劳是指材料、零构件在循环应力或循环应变作用下，在一处或几处逐渐产生局部永久性累积损伤，经一定循环次数后产生裂纹或突然发生完全断裂的过程。当材料和结构受到多次重复变化的载荷作用后，应力值虽然始终没有超过材料的强度极限，甚至比弹性极限还低的情况下就可能发生破坏，这种在交变载荷重复作用下材料和结构的破坏现象，就叫做金属的疲劳破坏。 2.2疲劳断裂的特征 1、疲劳断裂应力1σ（周期载荷中的最大应力 max σ）远比静载荷下材料的抗拉强度 b σ低，甚至比屈服强度s σ也低得多。 2、不管是脆性材料或延性材料，其疲劳断裂在宏观上均表现为无明显塑性变形的脆性突然断裂，故疲劳断裂一般表现为低应力脆断。 3、疲劳破断是损伤的积累，积累到一定程度，即裂纹扩展到一定程度后才突然断裂。 断裂前要经过较长时间的应力循环次数N （＝104；105；106……）才断裂，所以疲劳断 裂是与时间有关的断裂。在恒应力或恒应变下，疲劳将由三个过程组成：裂纹的形成（形核）；裂纹扩展到临界尺寸；余下断面的不稳定断裂。在宏观上可清楚看到后二个过程。 4、材料抵抗疲劳载荷的抗力比一般静载荷要敏感得多。疲劳抗力不仅决定于材料本 身，而且敏感地决定于构件的形状，尺寸、表面状态、服役条件和所处环境等。

疲劳分析方法

疲劳寿命分析方法 摘要：本文简单介绍了在结构件疲劳寿命分析方法方面国内外的发展状况,重点讲解了结构件寿命疲劳分析方法中的名义应力法、局部应力应变法、应力应变场强度法四大方法的估算原理。 疲劳是一个既古老又年轻的研究分支，自Wohler将疲劳纳入科学研究的范畴至今，疲劳研究仍有方兴未艾之势，材料疲劳的真正机理与对其的科学描述尚未得到很好的解决。疲劳寿命分析方法是疲分研究的主要内容之一，从疲劳研究史可以看到疲劳寿命分析方法的研究伴随着整个历史。 金属疲劳的最初研究是一位德国矿业工程帅风W.A.J.A1bert在1829年前后完成的。他对用铁制作的矿山升降机链条进行了反复加载试验，以校验其可靠性。1843年，英国铁路工程师W.J.M.Rankine对疲劳断裂的不同特征有了认识，并注意到机器部件存在应力集中的危险性。1852年-1869年期间，Wohler对疲劳破坏进行了系统的研究。他发现由钢制作的车轴在循环载荷作用下，其强度人大低于它们的静载强度，提出利用S-N 曲线来描述疲劳行为的方法，并是提出了疲劳“耐久极限”这个概念。1874年，德国工程师H.Gerber开始研究疲劳设计方法，提出了考虑平均应力影响的疲劳寿命计算方法。Goodman讨论了类似的问题。1910年，O.H.Basquin提出了描述金属S-N曲线的经验规律，指出：应力对疲劳循环数的双对数图在很大的应力范围内表现为线性关系。Bairstow通过多级循环试验和测量滞后回线，给出了有关形变滞后的研究结果，并指出形变滞后与疲劳破坏的关系。1929年B.P.Haigh研究缺口敏感性。1937年H.Neuber指出缺口根部区域内的平均应力比峰值应力更能代表受载的严重程度。1945年M.A.Miner 在J.V.Palmgren工作的基础上提出疲劳线性累积损伤理论。L.F.Coffin和S.S.Manson各自独立提出了塑性应变幅和疲劳寿命之间的经验关系，即Coffin—Manson公式，随后形成了局部应力应变法。 中国在疲劳寿命的分析方面起步比较晚，但也取得了一些成果。浙江大学的彭禹，郝志勇针对运动机构部件多轴疲劳载荷历程提取以及在真实工作环境下的疲劳寿命等问题，以发动机曲轴部件为例，提出了一种以有限元方法，动力学仿真分析以及疲劳分

疲劳断裂行为High

超高频强度钢的疲劳断裂行为 J. Mater. Sci. Technol., Vol.24 No.5, 2008 1) 国家重点实验室的先进加工钢材和产品，北京100081,中国 2) 国家工程研究中心，北京100081钢铁技术先进，中国 3) ,燕山大学，秦皇岛，中国 ⑷对金属的中国社会，北京100711,中国 疲劳断裂行为的超高强度钢与不同熔化过程，研究了夹杂物尺寸不同通过用在旋转弯曲疲劳机上多达107循环加载。观察骨折面发射扫描电子显微镜(FESEM。当它被发现时已经尺寸的夹杂物对疲劳行为未清除。对钢在AISI 4340夹杂物尺寸小于5.5微米，所有的疲劳裂纹除的确做到了包含但不引发的地表和传统从标本的s - n曲线的存在。对65Si2MnW在100和Aermet钢平均12.2和14.9米，疲劳裂纹在较低的夹杂物引发的s - n曲线应力幅值和逐步进行观测。弯曲疲劳 强度的s - n曲线显示一个不断下降和疲劳失效的大型氧化物夹杂源于对60Si2CrVA 钢平均夹杂物的尺寸44.4米。在案件的内部骨折在周期超越约1X 106 65Si2MnWI?60Si2CrVA钢、夹杂物sh-eye经常发现里面和颗粒状明亮的方面(GBF)进行了观察附近约夹杂。GB尺寸的增加这个循环数的增加对失败的长寿命的政权。结构应力强度因子的价值范围内裂纹萌生施工现场对GBI与Nf几乎不变， 几乎是相等的表面夹杂物和内部包含在周期低于约1X 106。既不sh-eye GBF也 没有观察到100 Aermet钢在目前的研究中。 关键词:High-cycle超高强度钢疲劳，夹杂物s - n曲线，鱼眼骨折 1、介绍 High-cycle疲劳(HCF)失败是普通的实用的建筑工程项目的土石方作业。因此，广泛的研究已进行多年了令人满意的理解和解决方案尚未达成。众所周知，有一个很好的旋转弯曲疲劳强度之间的关系，如光滑的标本和抗拉强度、维氏 硬度、高压、或低或中等强度。对于低或中等强度钢如下 (T w 心 0.5Rm (T w 心 1.6HV (1) 在这种情况下，从疲劳裂纹倾向于表面，因此被称为表面的结构。然而,在较高 的拉伸强度范围或维氏硬度、线性相关性没发生，有了更多的散射或甚至星体疲劳强度值。疲劳断裂的起源的高强度钢的表面并不总是，但经常还有一定距离尤其是forhigh-cycle 疲劳，因此被称为内部断裂。断裂表面经常展现一个小光滑斑裂纹起

疲劳损坏案例与分析图文稿

疲劳损坏案例与分析文件管理序列号：[K8UY-K9IO69-O6M243-OL889-F88688]

疲劳损坏案例与分析 (一) 胡讷敏 疲劳失效（或称“疲劳损坏”）是承受交变应力构件的一种失效形式。在机器设备应用中，疲劳失效可以造成小到齿轮、轴承一类的零件损坏，大到整台设备报废，甚至可能发生同时导致其他财产以致人身损害事故发生。在机器设备向大型、精密、高速、高价值发展的今天，疲劳失效以其破坏性巨大和不容易发现、预防更具风险。在保险实务中，若非对专业有所研究，一般对机器设备的疲劳损坏只是一种通俗理解，或者说只是一种概念性的了解。而仅以通俗理解或概念性的的知识分析保险责任、处理赔付案件，其道理自然不免苍白，所以在对疲劳失效导致的设备损坏的保险责任分析上一直是难题。这里将陆续介绍几个机损险项下疲劳损坏事故处理案例，同时提出个人见解，旨在抛砖引玉，希望引起注意与讨论。 案例一：压缩机曲轴断裂案 这是一座中型化肥生产企业曾发生的事故：夜班工作时，正在运转中的氮氢压缩机主轴意外断裂，造成压缩机严重损坏，被保险人要求保险人在机器损坏险保单下予以赔偿。 因本案损失较大和专业性较强，接到报案后，保险人随即委托公估公司查勘处理。经过查勘与现场了解，本案事故受损设备是一台功率为1300kw的氮氢压缩机，在夜班工作时发生巨响，随即停机，当时看到因

巨大的震动使压缩机扭转位移、曲轴箱等部分箱体发生破裂。拆开检查看到压缩机曲轴断裂，其他零件如连杆、活塞拉杆、轴瓦、瓦座、机体、曲轴箱等一大部分零件断裂或明显变形。经过对曲轴断口检查分析，确定为疲劳断裂，进而判定该机事故发生原因和过程为，运转中的压缩机曲轴疲劳断裂后，运动的断裂件对相邻零件的撞击以及强大的惯性与震动力导致其它零部件断裂或变形损坏。 在对保险责任的分析判定上，公估人依据技术分析和对保单条款的理解，在确认事故原因是疲劳损坏的基础上，认为疲劳损坏属于机器设备运行必然引起的后果，随后根据保单关于除外责任条款中关于“机器设备运行必然引起的后果，如自然磨损、氧化、腐蚀、锈蚀、孔蚀、锅垢等物理性变化或化学反应”的约定，认为不属于保险责任，建议保险人对本案事故损失拒赔处理。最终保险人没有完全采纳公估人的意见，而是与被保险人协议赔偿。 案件处理分析： 首先可以确认公估人对事故原因的分析，即判断“疲劳损坏”是正确的。简单地说，疲劳损坏是在材料受力小于其静强度极限的情况下，由于交变应力多次重复的作用，对于轴类零件会在表面或某一应力集中的点发生初始裂纹（称“疲劳源”），由于切口作用逐渐发展、扩大，则未断裂的实体连接部分承受的应力随之逐渐增加，直至超过其静强度极限后断裂。从曲轴断口的照片可以看到，A点位置是疲劳初期裂纹即疲劳源，自此裂纹逐渐向外发展；B区域可见裂纹以疲劳源为中心，波纹状向外发展；C区断面粗糙，是最后一次性断裂的表面。（如下图所示）

疲劳断裂失效分析与表面强化预防

栏目主持李牟翔疲劳断裂失效分析与表面强化预防 北京航空材料研究院（１０００９５）高玉魁 对于航空航天零部件而言，随着结构设计不断使用高强度结构材料来制造承力构件，越来越多的零件以疲劳断裂的方式发生失效事故。因此，总结疲劳断裂的失效特征，分析其影响凶素，探讨疲劳失效的预防措施一直是材料和力学等学科的研究工作者和工程师们所关心的课题。 对疲劳断裂失效而言，应该将疲劳裂纹的萌生与疲劳裂纹的扩展（包括疲劳小裂纹和长裂纹的扩展）结合起来，综合考虑疲劳裂纹的“裂”与“断”的过程，定量计算疲劳寿命，以便为设计提供数据支持和依据。目前的研究，材料工作者多从材料的组织结构特征方面来分析组织结构对疲劳寿命的影响，而断裂力学研究者则多从疲劳裂纹扩展寿命来计算安全的使用寿命。这两种方法都有一定的道理，并分别侧重于裂纹的萌生与扩展阶段的研究。对于疲劳断裂失效而言，疲劳断裂的过程都是先“裂”后“断”的。“疲劳断裂”不如“疲劳裂断”科学，这不仅是因为“疲劳裂断”可反映疲劳裂纹的萌生、扩展与断开的先后次序，而且“裂”还同时强调了裂纹的萌生和扩展两个阶段。一个零件要“裂”必须有裂纹的产生并使裂纹长大，要想“断”必须是零件上一定尺寸的裂纹在一定外力或环境的单独或共同作用下才能发生。因此，从“疲劳裂断”的进程来看，如何“防裂”、“止裂”、“防断”和“止断”不仅在科学理论上，而且在工程应用中都具有十分重要意义的研究课题。的强度潜力和使用性能；另一方面可提前预防失效事故并避免灾难的发生。为便于理解和使用，除了在此强凋“裂”外，下文仍采用“疲劳断裂”来描述疲劳失效。 １．结构材料的疲劳失效特征 疲劳失效是材料在循环载荷作用下发生的损伤和破坏过程。一般而言疲劳断裂包括裂纹的萌生、裂纹的扩展和最终的断裂三个过程，因此疲劳断口上有三个相对应的区域，即裂纹源区、裂纹扩展区和瞬断区。根据所受载荷的水平、材料的力学特性、试样的形状尺寸与约束条件的不同，这三个区域的大小、形状和分布特征也不尽相同，但总体而言可归纳为下列的４个宏观规律特征： （１）疲劳失效为低应力长时间无明显塑性变形的宏观脆性断裂。 （２）疲劳失效是由材料局部的组织不断发生损伤变化并且逐渐累积而成，疲劳总是从最薄弱的区域开始（见图１）。 图ｌ疲劳裂纹萌生于内部的夹杂物缺陷 （３）疲劳断裂必须在循环应力和微观局部发生塑性 “防裂”和“止裂”是在“裂”上下功夫，通过分变形，以及拉伸应力作用下发生。前者是裂纹形成的条析裂的规律，找出裂的原因，提出防裂的措施，采用合 理的结构设计、合适的材料、适宜的热处理制度及可靠 的零件加工与适当的表面强化来改进开裂的方式，提高 开裂的抗力。“防断”和“止断”是在“断”字上做文 章，对存在一定尺寸的裂纹或缺陷，通过分析剩余寿命 ／剩余强度来计算构件的安全，一方面可充分发挥材料 囵踅Ｑ里堡箜！！塑整丝型堡旦箜蕉ｗｗｗ．ｍａｃｈｉｎｉｓｔ．ｃｏｍ．ｃｎ参磊卢工热ｌｍ－ｒ 件，后者是裂纹扩展的需要。 （４）疲劳失效具有随机性，裂纹的形成与扩展都需 要一定的晶体学条件、力学条件和变形的协调条件，而 且材料本身的组织结构、成分偏析与夹杂缺陷等的不均 匀性，决定了疲劳失效具有随机性。 从疲劳失效的断口分析而言，微观上讲具有以下 万方数据

喷丸处理40Cr钢缺口构件的疲劳断裂机制及寿命预测

喷丸处理40Cr钢缺口构件的疲劳断裂机制及寿命预测 绝大多数工程构件不可避免的存在缺口、裂缝等横截面突变的情况,这种情况在实际应用中会在局部造成严重的应力集中,从而在交变载荷作用下容易断裂失效。为了研究这类工程上遇到的实际问题,往往采用带缺口小试样来探究循环载荷对构件安全性能的影响。 本文以齿轮常用的材料中碳合金调质40Cr钢为研究对象,利用喷丸强化处理技术改善缺口部位的表面完整性,通过综合对比分析了不同喷丸强度及覆盖率 参数下材料的显微硬度、微观组织、表面形貌、残余应力、疲劳极限以及疲劳断 口形貌变化情况,系统研究了喷丸处理对40Cr钢表面完整性和疲劳性能的影响。同时在已有的带缺口构件局部疲劳强度预测方法的基础上,对喷丸强化处理后缺口构件的局部疲劳强度预测做了深入探究。 以试验、理论和模拟相结合的方法,通过综合考虑应力梯度、残余应力、加工硬化和表面粗糙度的影响,对喷丸处理过的40Cr钢缺口试样进行了局部疲劳 强度的预测评估。试验研究表明,调质40Cr钢经过喷丸处理后在试样表面形成了一定深度的塑性变形层和较高数值的残余压缩应力。 随着喷丸强度的增大,材料表面显微硬度明显增加。通过观察表面三维形貌 发现,随喷丸强度的增大表面粗糙度逐渐增大;提高喷丸覆盖率参数可以明显降 低表面粗糙度从而提高了材料表面完整性。 疲劳试验结果表明,喷丸强化处理能够提高40Cr钢缺口构件的疲劳性能,当试样循环寿命在2×10~6次时,不同喷丸参数下的疲劳极限相对于未喷丸试样提 升了14.3%~29%,当喷丸强度为0.2 mmA覆盖率为400%时疲劳极限提高幅度最大。本文在“线弹性有限元法—应力梯度法”进行缺口构件疲劳寿命评估的基础上,

疲劳强度破坏实例

疲劳强度破坏实例 疲劳破坏在局部应力最高的部位发生，某些机械，常常由于设计、制造、装配和使用中的不合理，造成零部件过早地发生疲劳断裂。 1．锻造用水压机，特别是1600吨以下的三梁（上横梁、活动横梁及下横梁）四柱式结构的小型水压机（图1.1），由于上、下横梁与立柱形成的框架的刚度小，在锻造过程中摇晃厉害，这样，常在立柱下端应力集中处发生疲劳破坏。图1.2为1250吨锻造水压机的立柱，材料为45钢经正火处理，立柱两端的锥台分别与上、下横梁联接，立柱有内孔，通高压液体。该水压机投产后不到两年，有一根立柱疲劳断裂，焊修后继续使用。另一根立柱因超载运行断裂，更换一旧立柱。再过一年大修时，将两根立柱都换上40Cr的新立柱，三年后，一根立柱又产生疲劳裂纹（图1.2所示）。还有一台1600吨水压机投产后一年半，一根立柱在下横梁上螺母上部退刀槽处发生疲劳断裂（图1.3）。从上面的例子可以看出，水压机立柱的疲劳断裂，大都发生在下横梁上螺母（或锥台）与立柱光滑区的过渡圆角处，该处的应力集中最大。 水压机横梁的疲劳破坏，可以分为两种情况：下横梁及活动横梁的疲劳破坏，都发生在梁的中央部位。因为这种横梁各截面的面积近似相等，中央截面上的弯矩最大。例如，一台1250吨水压机投产后十年，在下横梁中央部位产生疲劳裂纹。另一台1000吨水压机投产一年后，于活动横梁中央产生疲劳裂纹，修焊后使用了两年又开裂。对于梯形的上横梁，最高的局部应力不在中央截面上，而在上横梁与柱套交界的圆弧处。因此，疲劳破坏在交界圆弧处发生。

2．轧机闭式机架用于初轧机、钢坯轧机及板轧机等。对于以强度为主要要求的轧机机架，其破坏形式是弯曲疲劳破坏。疲劳裂纹源常发生在压下螺母孔的过渡圆弧r处（图1.4中的1处），该处的峰值应力最高。但有些轧机（如1200薄板迭轧机）工作十年后，发现在上横梁与立柱过渡圆角处有30mm长的裂纹（图1.4中的2处）。 3．运锭车用于将罩式加热炉中的大钢锭运到初轧机前的受料辊道上，它经受冲击，热锭温度的周期变化与运送中车辆的振动。在一次操作后，发现机架的圆角处有300mm长的裂纹（图1.5），可看出发现裂纹时，裂纹已经历了一段扩展时期。后来，在裂纹尖端钻Φ16mm的止裂孔，从此裂纹没有发展，设备一直在使用中。

飞机结构故障形式及其危害毕业设计

目录 第1章总论 1.1 历史回顾与认识 1.2 飞机结构故障形式及其危害 1.3 故障成因分析方法 1.4 故障治理方法 1.5 值得反思地问题 第2章复合材料调节板前缘断裂故障分析及设计改进 2.1 引论 2.2 复合材料调节板前缘结构失效分析 2.3 调节板前缘结构设计改进 2.4 调节板前结构改进实施效果 2.5 经验教训 第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理 3.1 引论 3.2 减速板失效分析 3.3 后减速板结构设计改进 3.4 后减速板改进地实施效果

3.5 经验教训 第4章歼8飞机第42框腐蚀损伤与综合治理 4.1 引论 4.2 第42框下半框腐蚀开裂失效分析 4.3 第42框下半框腐蚀故障修理 4.4 下半框补强修理、改进设计地效果 4.5 经验与教训 第5章歼8飞机腹鳍结构故障分析与治理 第6章歼8飞机后机身尾尖结构故障综合治理 第7章准全尺寸疲劳试验翼身组合体翼根结构设计改进第8章平尾静力试验断裂失效与设计改进 第9章歼8飞机机翼第2梁腐蚀失效分析与修理 第10章歼8飞机机翼第1梁片耳片应力腐蚀控制 第11章歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析及处理第12章歼8飞机空速管断裂与前轮摆振故障治理

简介 歼八类型飞机是上世纪70年代是由中国沈阳飞机研究所和沈阳飞机制造公司研制和生产地高空高速战斗机,属于第二代战斗机,也被称为世界上最后一种第二代战斗机.相继研制出歼8白天型,全天型,歼8Ⅱ.特别是在歼8白天型飞机基础上研制出了歼8Ⅱ型飞机,歼8Ⅱ型飞机适用于国土防空作战,歼8Ⅱ型飞机现成为中国国土防空地主战机 型.矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。 歼-8地发展重点是武器系统、火控系统、机载电子设备和动力装置.为给大口径雷达天线提供空间,采用两侧进气方式,这也是该机与歼-8最大地外观区别.聞創沟燴鐺險爱氇谴净。 歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机,单台推力6600千克.发动机推力地提高,可提高飞机地中低空机动性,也使起飞着陆性能得到改善；外挂增加至七个,可悬挂多种武器或副油箱,使飞机具有全天候拦截能力并兼有对地攻击能力,并装备了雷达制

ansys疲劳分析报告

1.1 疲劳概述 结构失效的一个常见原因是疲劳，其造成破坏与重复加载有关。疲劳通常分为两类：高周疲劳是当载荷的循环（重复）次数高(如1e4 -1e9)的情况下产生的。因此，应力通常比材料的极限强度低，应力疲劳（Stress-based）用于高周疲劳；低周疲劳是在循环次数相对较低时发生的。塑性变形常常伴随低周疲劳，其阐明了短疲劳寿命。一般认为应变疲劳（strain-based）应该用于低周疲劳计算。 在设计仿真中，疲劳模块拓展程序（Fatigue Module add-on）采用的是基于应力疲劳（stress-based）理论，它适用于高周疲劳。接下来，我们将对基于应力疲劳理论的处理方法进行讨论。 1.2 恒定振幅载荷 在前面曾提到，疲劳是由于重复加载引起： 当最大和最小的应力水平恒定时，称为恒定振幅载荷，我们将针对这种最简单的形式，首先进行讨论。 否则，则称为变化振幅或非恒定振幅载荷。 1.3 成比例载荷 载荷可以是比例载荷，也可以非比例载荷： 比例载荷，是指主应力的比例是恒定的，并且主应力的削减不随时间变化，这实质意味着由于载荷的增加或反作用的造成的响应很容易得到计算。 相反，非比例载荷没有隐含各应力之间相互的关系，典型情况包括： σ1/σ2=constant 在两个不同载荷工况间的交替变化； 交变载荷叠加在静载荷上； 非线性边界条件。 1.4 应力定义 考虑在最大最小应力值σmin和σmax作用下的比例载荷、恒定振幅的情况： 应力范围Δσ定义为(σmax-σmin) 平均应力σm定义为(σmax+σmin)/2 应力幅或交变应力σa是Δσ/2 应力比R是σmin/σmax 当施加的是大小相等且方向相反的载荷时，发生的是对称循环载荷。这就是σm=0，R=-1的情况。 当施加载荷后又撤除该载荷，将发生脉动循环载荷。这就是σm=σmax/2，R=0的情况。 1.5 应力-寿命曲线 载荷与疲劳失效的关系，采用的是应力-寿命曲线或S-N曲线来表示： （1）若某一部件在承受循环载荷, 经过一定的循环次数后,该部件裂纹或破坏将会发展，而且有可能导致失效； （2）如果同个部件作用在更高的载荷下,导致失效的载荷循环次数将减少； （3）应力-寿命曲线或S-N曲线,展示出应力幅与失效循环次数的关系。 S-N曲线是通过对试件做疲劳测试得到的弯曲或轴向测试反映的是单轴的应力状态，影响S-N曲线的因素很多，其中的一些需要的注意，如下： 材料的延展性，材料的加工工艺，几何形状信息,包括表面光滑度、残余应力以及存在的应力集中，载荷环境，包括平均应力、温度和化学环境，例如，压缩平均应力比零平均应力的疲劳寿命长，相反，拉伸平均应力比零平均应力的疲劳寿命短，对压缩和拉伸平均应力，平均应力将分别提高和降低S-N曲线。 因此，记住以下几点：一个部件通常经受多轴应力状态。如果疲劳数据(S-N 曲线)是从反映单轴应力状态的测试中得到的，那么在计算寿命时就要注意：（1）设计仿真为用户提供了如何把结果和S-N曲线相关联的选择，包括多轴应力的选择；（2）双轴应力结果有助于计算在给定位置的情况。

不同应力比下沉淀硬化不锈钢的超高周疲劳断裂机制

２０１７年３月第４１卷第３期一V o l ．４１N o ．３M a r ．２０１７ D O I :１０．１１９７３/j x g c c l ２０１７０３００６收稿日期:２０１５Ｇ１０Ｇ１３;修订日期:２０１６Ｇ１１Ｇ１１基金项目:国家自然科学基金资助项目(５１３２５５０４)作者简介:冯博(１９９０－),男,山东济南人,硕士研究生.导师:轩福贞教授 通讯作者:李煜佳讲师 不同应力比下沉淀硬化不锈钢的超高周疲劳断裂机制 冯博１,李煜佳１,梅林波２,轩福贞１ (１．华东理工大学,承压系统与安全教育部重点实验室,上海２００２３７; ２．上海电气电站设备有限公司上海汽轮机厂,上海２００２４０ )摘一要:在１００?含氧量小于１m g L －１的饱和蒸汽环境中,对C u s t o m４５０沉淀硬化型不锈钢在三种应力比(－１,－０．６,０．１)下进行了轴向等幅力控制的超高周疲劳试验,观察了疲劳断口形貌并研究了其疲劳断裂机制.结果表明:试验钢的S ＧN 曲线没有水平段,始终保持下降趋势,其疲劳极限消失;疲劳断口呈现从表面缺陷二内部夹杂物和内部结构不连续三个位置处形成裂纹源的起裂模式;随着应力比的提高,表面形成裂纹源的概率增大,内部形成裂纹源的概率降低. 关键词:沉淀硬化不锈钢;超高周疲劳;S ＧN 曲线; 疲劳断裂机制中图分类号:T B ３０１一一一文献标志码:A一一一文章编号:１０００Ｇ３７３８(２０１７)０３Ｇ００２９Ｇ０４ U l t r a Ｇh i g hC y c l eF a t i g u eF r a c t u r eM e c h a n i s mo f aP r e c i p i t a t i o nH a r d e n i n g S t a i n l e s s S t e e l a tD i f f e r e n t S t r e s sR a t i o s F E N GB o １,L IY u Ｇj i a １,M E IL i n Ｇb o ２,X U A NF u Ｇz h e n １ (１．K e y L a b o r a t o r y o f P r e s s u r e S y s t e m s a n dS a f e t y ,M i n i s t r y o fE d u c a t i o n ,E a s t C h i n aU n i v e r s i t y o f S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y , S h a n g h a i ２００２３７,C h i n a ;２．T u r b i n eP l a n t ,S h a n g h a i E l e c t r i cP o w e rG e n e r a t i o nE q u i p m e n t C o ．,L t d ．,S h a n g h a i ２００２４０,C h i n a )A b s t r a c t :I n t h e s a t u r a t e d s t e a m w i t h o x y g e n c o n t e n t l e s s t h a n １m g L －１a t １００?,a x i a l c o n s t a n t Ｇa m p l i t u d e f o r c e c o n t r o l l e d f a t i g u e t e s t sw e r ec o n d u c t e do nt h e p r e c i p i t a t i o nh a r d e n i n g s t a i n l e s ss t e e lC u s t o m ４５０w i t ht h r e e s t r e s s r a t i o s (－１,－０．６,０．１)．T h e f a t i g u e f r a c t u r e m o r p h o l o g y w a so b s e r v e d ,a n dt h eu l t r a Ｇh i g hc y c l e f a t i g u e f r a c t u r em e c h a n i s m w a si n v e s t i g a t e d ．T h er e s u l t ss h o w t h a tt h e S ＧN c u r v e s o ft h et e s t e d s t e e l p r e s e n t e d a c o n t i n u o u s d e c l i n e s h a p ew i t h o u t ah o r i z o n t a l a s y m p t o t e ,i n d i c a t i n g t h a t t h e t e s t e d s t e e l h a dn o f a t i g u e l i m i t ．T h r e e c r a c k i n i t i a t i o n p a t t e r n s ,n a m e l y f o r m i n g c r a c ks o u r c e sa t s u r f a c ed e f e c t s ,i n t e r n a l i n c l u s i o n sa n d i n t e r n a l d e f e c t s ,w e r e o b s e r v e do nt h ef r a c t u r es u r f a c e s ．W i t ht h ei n c r e a s eo fs t r e s sr a t i o ,t h e p r o b a b i l i t y o ft h es u r f a c ec r a c k i n i t i a t i o n i n c r e a s e dw h i l e t h a t o f t h e i n t e r n a l c r a c k i n i t i a t i o nd e c r e a s e d ．K e y w o r d s :p r e c i p i t a t i o nh a r d e n i n g s t a i n l e s ss t e e l ;u l t r a Ｇh i g hc y c l ef a t i g u e ;S ＧN c u r v e ;f a t i g u ef r a c t u r e m e c h a n i s m ０一引一言 C u s t o m４５０沉淀硬化型不锈钢是新近开发的 一种叶片钢,具有高强度二高韧性,以及优良的耐腐 蚀性能[１] ;其强化机制主要为富铜相的时效强化和钼二铌元素的沉淀强化[２] .L i n 等[３]研究了C u s t o m ４５０不锈钢在不同p H 二 温度和不同浓度氯化钠溶液中的高周疲劳性能及疲劳裂纹扩展速率,发现氯化钠溶液p H 对其疲劳寿命的影响最大,而温度对裂纹扩展速率的影响最大;p H 对裂纹扩展速率的影响比对疲劳强度的影响小,由此可见疲劳裂纹的萌生相较于扩展更容易受到腐蚀环境的影响.目前对于C u s t o m４５０不锈钢的超高周疲劳性能尤其是在模拟工况环境下的超高周疲劳性能及疲劳断裂机制 研究还未见报道. 为此,作者根据汽轮机低压叶片的实际工作环境,在１００?含氧量小于１m g L －１的饱和蒸汽环境下对C u s t o m４５０不锈钢进行了不同应力比的超高 周疲劳试验,得到了相应的超高周疲劳S ＧN 曲线, ９ ２万方数据

飞机结构疲劳寿命指标分析

飞机结构疲劳寿命指标分析 □西北工业大学李航航宋笔锋 □北京航空工程技术研究中心李京珊 摘要： 从现代飞机设计思想的发展演化和确定飞机结构疲劳寿命指标的重要性分析入手，研究分析了国外多种战斗机结构使用寿命问题，深入探讨了这些战斗机在确定机体结构寿命指标时的内在因素和实际方法，提出了确定飞机结构寿命指标的具体原则和研究结论。 关键词：结构疲劳寿命指标 早期设计的飞机并没有明确的寿命指标。到了20世纪50年代，人类历史上第一架喷气式旅客机英国"彗星"号在飞行中，接连发生爆炸坠海事故，一时引起世界震惊。经研究是飞机气密座舱因飞行高度变化，不断受到增压、减压循环作用，导致机身金属结构出现疲劳效应而断裂破坏所引起的。这说明，按照静强度、刚度设计的飞机，并不能保证其使用安全，飞机设计中必须考虑安全使用寿命问题。最初，解决这一问题的指导思想就是采用安全寿命设计。但是真正采用了安全寿命设计思想以后，还是不断有飞机出现事故。1969年，美国空军的一架F-111飞机机翼枢轴接头，在飞行训练中突然断裂，造成机毁人亡。当时飞机仅仅用了100多个飞行小时，远没有达到安全寿命使用期。此后，F-5A、KC-135、F-4等飞机接连发生类似事故。进一步证明了采用安全寿命思想设计的飞机并不能保证在安全期内的使用安全。随着结构分析、理论研究水平的不断提高，特别是断裂力学理论的应用与发展，人们开始提出了损伤容限设计思想，就是在飞机设计中采用安全寿命/损伤容限设计，以保证飞机在使用寿命周期内的使用安全。随着对飞机高性能、长寿命、高可靠性以及完整性要求的不断提高，飞机的研制成本和使用维护费用急剧增加。为此又提出了全寿命周期费用概念，并在飞机设计阶段就采取有效措施以降低飞机的全寿命周期费用。因此，在飞机设计和使用中采用了经济寿命概念，从而形成了耐久性设计思想。 通过飞机设计思想的不断变化，不仅提高了飞机的使用安全性，大大降低了飞机的结构重量，同时也提高了飞机的使用经济性。特别是耐久性/损伤容限设计思想提高了飞机结构分析的精确性，降低了结构寿命的分散性，提高了飞机服役期间的安全性和可靠性，使得现代飞机的结构寿命指标得以大幅提高。 一、飞机结构寿命指标研究的意义 飞机机体结构寿命是衡量飞机平台设计技术水平和使用经济性的重要技术指标。结构重量系数低、飞行小时和使用年限长的飞机不仅服役时间长，出勤率高，而且具有更好的技术性能和使用经济性能。因此实现低结构重量系数、高飞行小时和长使用年限是飞机结构设计技术不断追求的技术目标。实现这一目标是要靠飞机的安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计和耐久性/损伤容限设计等先进的飞机结构设计思想来保证的。 过去，战斗机的安全寿命只有1000～2000飞行小时，20世纪70年代提高到了3000～4000飞行小时，80年代后期达到了6000～8000飞行小时。对于大型运输机、轰炸机，甚至达到了几万飞行小时。飞机的日历使用时间也从10年、15年、20年提

高周疲劳失效分析

发动机叶片高周疲劳失效分析 090605 鲍海滨 摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因、失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。 关键词：航空发动机叶片高循环疲劳失效 1 引言 航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比(高功质比)、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。采用先进的气动设计和先进结构、新材料、新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是先进的气动设计，还是先进的结构、材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基础上。 航空发动机结构完整性和可靠性方面的不足严重地制约着在研发动机的研制目标和周期。在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。 导致叶片断裂失效的原因是多方面的[1，2]，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级失效模式如图1所示[3] 据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%。因此，最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。

根据频率 根据应力大小 根据温度 穿晶型疲劳断裂 沿晶型疲劳断裂 剪切型疲劳断裂 正断型疲劳断裂 晶格型 非晶格型 机械疲劳断裂 热疲劳断裂 拉—压疲劳断裂 弯曲疲劳断裂 扭转疲劳断裂 接触疲劳断裂 低温疲劳断裂 高温疲劳断裂 机械疲劳断裂 腐蚀疲劳断裂 应力疲劳断裂 应变疲劳断裂 高周疲劳断裂 低周疲劳断裂 高频疲劳断裂 低频疲劳断裂 室温疲劳断裂 图1 疲劳二级失效模式分类 2 高周疲劳失效的影响因素 2.1名义应力的影响 很早的时候就确认名义应力会引起失效。125年前Wohler[4]发现随着名义拉应力的增加引起失效的交变应力幅将随之减少。后来Gerber[5]提出抛物线关系理论，即应力幅与名义应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限等于材料的拉伸极限。Goodmen用对称交变应力和名义应力的线性关系代替抛物线关系增加了设计的安全裕度。事实上，设计中很多有疲劳极限低于此直线值，Goodmen曲线实为一种保守设计。Miller 用循环应力代替但相对屈服应力对这一理论作了另一种解释。 令人惊讶的是，这些理论中的关系式没有一条被试验验证。而我们却已把这些理论广泛用于工程实际，因此使用诸如Goodmen这些保守理论并非有什么不合理。还有一种情况我们引起注意，即压应力并不减少改变许用的交变载荷。事实上，平均压应力常会增加疲劳强度，所以对于设计计算，疲劳强度考虑成与零平均应力的疲劳强度相一致。

疲劳和断裂读书报告

材料的疲劳和断裂读书报告 在这个报告里，首先阐述材料的疲劳和断裂机理、规律，其次阐述钛合金的疲劳和断裂，以及解决方法。在之前的本科课程里《工程材料力学性能》、《》、《失效分析》，对金属的疲劳、断裂、蠕变都进行了较为详细的阐述。同时，也进行了TC4合金的疲劳性能实验，因此对疲劳相关的知识有了一定的了解。 在大多数情况下，零件承受的并不是静载荷，而是交变载荷。在交变载荷作用下，材料往往在低于屈服强度的载荷下，发生疲劳断裂。例如，汽车的车轴断裂，桥梁，飞机等。因此对于疲劳断裂的研究是很有意义的。 一般来说，疲劳的定义是：金属材料或构件在变动应力和应变长期作用下，由于累积损伤而引起的断裂现象称为疲劳。断裂的定义是：由弥散分布的微裂纹串接为宏观裂纹，再由宏观裂纹扩展为失稳裂纹，最终材料发生断裂。在此，需要明确疲劳和断裂的关系。疲劳和断裂在机理研究和工程分析时是紧密相连的，只是疲劳更侧重于研究裂纹的萌生，断裂力学则侧重于裂纹的扩展，即带裂纹体的强度问题。 对于疲劳，阐述的思路是疲劳分类及特点，疲劳机理与断口，疲劳性能表征，影响疲劳的因素。对于断裂，从宏观和微观的角度分别阐述。 疲劳 疲劳分类及特点 疲劳分类方法如下： 按应力状态不同，可以分为弯曲疲劳、扭转疲劳、拉压疲劳及复合疲劳； 按环境和接触情况不同，分为大气疲劳、腐蚀疲劳、高温疲劳、热疲劳、接触疲劳； 按照断裂寿命和应力高低不同，分为高周疲劳和低周疲劳，其中高周疲劳也是低应力疲劳，低周疲劳即高应力疲劳。 疲劳特点如下： 材料在交变载荷峰值远低于材料强度极限时，就可能发生破坏，表现为低应力脆性断裂特征。这是因为，疲劳时应力较低（低于屈服强度），因此在宏观上看，材料没有塑性变形。在裂纹扩展到临界尺寸时，发生突然断裂。 材料疲劳是一个累积过程，尽管疲劳断裂表现为突然断裂，但是在断裂前经历了裂纹萌生，微裂纹连接长大，裂纹失稳扩展的过程。而形成裂纹后，可以通过无损检测的方法来判断裂纹是否达到临界尺寸，从而来判断零件的寿命。 疲劳寿命具有分散性。对于同一类材料来说，每次疲劳测试的结果都不会相同，有的时候相差很大。因此在测量疲劳寿命时，需要采用升降法和分组法来测得存活率为50%的疲劳强度。疲劳对于缺陷很敏感。这些缺陷包括材料表面微裂纹，材料应力集中部分，组织缺陷等。这些缺陷加速材料的疲劳破坏。 疲劳断口记录了疲劳断裂的重要信息，通过断口分析能了解到疲劳过程的机理。 疲劳裂纹形成和扩展机理及断口 一般把疲劳分成裂纹形成和裂纹扩展过程。而研究疲劳机理，都是借助于某一种模型来研究，这在断裂力学，蠕变过程的研究中经常看到。 裂纹形成： 资料表明，疲劳微观裂纹都是由不均匀的局部滑移和显微开裂引起的。主要包括表面滑移带开裂；第二相、夹杂物或其界面开裂；晶界或亚晶界开裂等。 裂纹形成的延性材料滑移开裂模型。 在静拉伸过程中，可以在光滑试样表面看到滑移带，这是由于位错的滑移形成的。在交变载